為中國飛機制造插上雙翼——專訪中國氣動彈性力學專家管德院士

文／ 朱梅梅

為中國飛機制造插上雙翼
——專訪中國氣動彈性力學專家管德院士

文／ 朱梅梅

“在逆境中不放棄追求，不能有個風吹草動就改變初衷。做任何事得不怕困難，得學會堅持?！薄艿?/p>

前言：一份至高無上的榮譽，一份如履薄冰的責任，他在自己的專業領域辛勤的耕耘，他用不平凡的人生經歷折射出智慧的光芒……

管德（1932.6.9－）飛機氣動彈性力學專家，北京市人。高級工程師、教授、博士生導師、中國工程院院士。1952年9月畢業于清華大學航空工程學院。曾任沈陽飛機設計所副所長，沈陽飛機制造公司副總經理、總工程師、航空工業部總工程師、科學技術委員會主任、中國民航總局副局長。管德院士是我國氣動彈性專業的奠基者和帶頭人，曾主持建立了我國第一套可用于超音速飛機設計的氣動彈性計算和試驗方法。他主持的《高速殲擊機的氣動彈性分析》、《航空結構分析系統》，分別榮獲1978年全國科學大會獎和國家科技進步二等獎；他對殲八的研制作出了重要貢獻，榮獲國家科技進步特等獎、航空工業部新機首飛一等功。出版了《非定常空氣動力學》、《飛機氣動彈性力學手冊》等重要專著。

1932年農歷6月9日，管德在北京出生。他的父親早年畢業于日本陸軍士官學校，當過張作霖部下的中將軍官。父親看到了北洋政府的腐敗無能，軍閥內部的派系林立，無心陷于政治利益的爭奪之中。北伐戰爭以后父親退出軍界，靠出租房產為生。

父親不愿子女去讀日偽統治下的學校，就給他們請了四位家庭教師（古文、英語、數理化、地理歷史），因此管德的小學和初中都是在家里念完的?？箲饎倮螅?946年，管德走進北京第五中學念高中。

管德從小喜歡飛機，每年春節買燈籠他總是要飛機燈籠。童年時期開始，他收集了第二次世界大戰時各種飛機的圖片，整整兩大本，后來文革時期遺失了，這讓老先生很是惋惜。高中畢業后，管德考入清華大學航空工程系。在報高考志愿時，他的父親希望他搞土木工程去考清華建筑系，這樣至少以后不會因為各種變化沒有飯吃，而且學土木可以自己干，不一定依靠外界，而學航空不一樣，必須依靠國家，才能發揮所長。但管德主意已定，執意要學航空，最后父親沒有再做阻攔，他終于成為了清華航空系的一員。已故的原中國科協副主席高鎮寧、原航空工業部副部長何文治、飛機強度專家馮鐘越，以及現中國工程院院士陳一堅都是管德的同班同學。

大學畢業前夕管德加入了中國共產黨。1952年由于國家急需航空人才，管先生所在班級將四年課程壓縮為三年學完，提前一年畢業。大學畢業后幾經周折，管德被分配到當時的第二機械工業部第四局（航空工業部的前身），在調查研究科做局機關刊物的編輯工作。這里除了領導之外，幾乎全是當年分配的大學畢業生。當時的局領導很喜歡這批年輕人，可是，管德無法割舍自己一直喜歡的技術工作，他說搞文字工作不是他的專業，他就像個“門外漢”。1955年，管德被任命為局指令檢查室主任，組織上做了大量的工作，他才勉強接受任命，留了下來。

1956年10月，國家決定成立飛機設計室，徐舜壽被任命為該室的第一把手—主任設計師。徐舜壽是我國當時少數幾位從國外歸來的飛機設計專家之一。他1937年畢業于清華大學機械系航空工程組，l944年赴美，在麥克唐納飛機公司實習，參加了FD1、FD2飛機設計工作。新中國成立前夕，他冒著生命危險，越過封鎖線，來到解放區，參加航空工程建設。1951年8月，他奉調到航空工業局任技術科副科長、科長。從此徐舜壽一直為籌建新中國飛機設計事業而默默準備。

氣動彈性是研究空氣動力對彈性體影響的學科，是在飛機設計領域中相當重要的專業。在飛機設計中經常遇到靜態、動態氣動彈性問題。靜態氣動彈性如變形發散，是飛機在外部空氣動力載荷作用下引起的變形擴大；動態氣動彈性問題就更為復雜，它包括顫振、抖振、嗡鳴、動力響應等。顫振是飛機飛行中較常見且可能會帶來災難性后果的一種氣動彈性現象，是飛機各部分在一定的飛行速度下產生的足以導致飛機解體的自激振蕩。1967年，法國“幻影F.l”超音速戰斗機就因顫振事故而墜毀。1972年，聯邦德國與荷蘭聯合研制的VF－W614型短程運輸機亦因顫振而失事。

1956年，管德離開北京，前往沈陽飛機制造廠設計室報到。終于如愿以償，他開始參加自行設計噴氣教練機殲教一。設計室主任著名飛機設計師徐舜壽給他的第一份工作是計算殲教一飛機的外形數據。這項工作就是沒完沒了地用手搖計算機解三元一次方程式。由于管德比較好地完成了這項工作，之后徐舜壽決定給他一個既新穎、又陌生的課題：飛機氣動彈性專業。徐舜壽老師為管德收集了當時可能找到的三本專業書籍，還為他請了老師，即國內外知名的專家曹鶴蘇、張桂聯、黃玉珊。并且請陳基建等教授作為顧問工程師，為飛機設計室年輕設計人員講課、輔導。毋庸置疑，徐舜壽是管德從事氣動彈性研究的領路人。

自此之后，管德把全部精力都用到從頭學習這個新的專業領域上。也就是從那時起，他便與飛機氣動彈性專業結下了不解之緣。

管德介紹說，大氣不是平穩的，就相當于馬路不是平的，有坑坑洼洼的地方，所以汽車在路上走的時候肯定要顛，飛機也是一樣，氣流坑坑洼洼我們是看不見，但飛機在天空中飛和汽車在坑坑洼洼的路上跑是一樣，也會顛簸。在飛機設計里面應該考慮五個氣動彈性問題：第一個是顫振，第二是紊流響應，第三是抖振，第四是發散，第五是操縱反效。

氣動彈性是保證飛行安全是很重要的一個專業，因為飛機涉及好多專業，幾十個專業，它是幾十個專業里頭的一個，它也是保證飛機安全飛行的一個很重要的問題。特別是現在飛機因為要輕，所以相對材料就用得少。所以飛得慢的飛機，像“運武”或者是教練級飛行速度是兩三百公里一個鐘頭，那個氣動性沒有多大問題，因為為了保障強度，它的結構已經足夠了。但是為了速度增高，保證強度沒有氣動彈性要增加的材料快。到速度到了700公里，800公里，900公里的時候，保證氣動彈性的安全就沒有顫振，沒有發散，沒有附翼反效，保證這些東西要的材料比保證凈強度要多，這樣很多現代飛機它的結構的材料設計不完全是按強度設計的，有一部分是按照氣動彈性的要求。

通過設計殲教一和殲八飛機，管先生摸索出一套適合我國計算機和試驗能力的超音速殲擊機氣動彈性計算和試驗方法，成為我國飛機氣動彈性專業的奠基人和帶頭人之一。須知這個試驗方法可是來之不易，僅管德本人在低速風洞、高速風洞作試驗的累計時間就超過一萬小時，更不要說他花在分析、計算上的時間了。管先生詼諧地說，他鉆研氣動彈性專業，基本上是在泡風洞、泡計算機中完成的。但是，他認為：比這些更重要的是，在飛機設計的實踐中摔打，積累直接經驗。例如，在設計殲八飛機之前，一位非常有經驗的專家反復告誡他：要特別注意操縱剛度。因為根本算不準，而關鍵是注意受力形式是否合理。對此，先生當然不敢忽視，但是，他沒有直接經驗，看不出受力形式是否合理。結果，殲八飛機的全動平尾和副翼的操縱剛度，只有預計值的幾分之一。結果使設計工作耽誤了不少時間。先生深有感慨地說，沒有直接實踐，別人的經驗成不了自己的。飛機設計師隊伍要成熟，要不犯“初等錯誤”，關鍵是連續不斷地設計飛機，一代人多積累經驗，兩代人共同工作，把經驗代代相傳。

殲八飛機的性能指標在當時是比較先進的，但他們設計所使用的計算和試驗手段則非常有限，所以不能照搬國外的方法。為了保證達到預定的飛機性能指標，管先生領導一班人進行了創造性的工作：

（1）非定常空氣動力計算。亞聲速飛機大都采用大展弦比平直翼面，可以用二維理論。對超聲速飛機，翼面的展弦比較小，必須使用三維非定常空氣動力理論。國外計算任意翼面形狀和振動模態的三維非定?？諝鈩恿τ嬎惴椒ǎ迨甏膊艈柺馈Ｓ捎谟嬎愎ぷ髁刻貏e大，必須采用先進的數字計算機進行。當時國內數字計算機剛剛投入使用，最好的也僅是每秒1萬次。于是管德先生領導的氣動彈性專業組于六十年代中率先在我國第一代電子管數字計算機上進行超聲速三維非定常空氣動力的計算。

（2）高速風洞顫振試驗。顫振模型同實物不但要有空氣動力外形的相似，而且要有相似的剛度分布和質量分布。這使得模型的設計制造相當復雜。如果有大尺寸的高速風洞或低彈性模量材料，可以用“結構相似”模型。就是說，翼面的主要受力構件—梁，主要的肋和蒙皮，都能在模型上按相似比例得到模擬。但是，當時國內這兩種條件都沒有。當時國內能用于顫振試驗的高速風洞尺寸很小，實驗段剖面尺寸為0.6米×0.6米，可用的模型寬度（展長）不過0.3米左右。對于尺寸這樣小的模型，按相似比例模擬下來，蒙皮已經薄得無法制造。為了克服這個困難，管德提出了“半結構相似”模型的概念和具體的設計方法，并成功地進行了殲八飛機機翼動相似模型的高速顫振試驗。后來這種方法還推廣到低速顫振試驗和其他型號上去。

（3）靜氣動彈性影響。由于飛機外形和流動特性的復雜，完全依靠計算，是有困難的。完全用靜氣動彈性模型試驗，由于風洞尺寸太小，模型承載能力不夠等原因，也難以實施。對此，管德采取了以剛體模型風洞試驗結果為基礎，通過靜氣動彈性計算和必要的靜氣動彈性試驗，推求彈性飛機空氣動力的基本思路，并且提出了對于各種不同的空氣動力載荷情況和操縱性、安定性導數的具體推求方法。經過殲七、殲八兩種飛機的飛行試驗驗證，除操縱效率導數外，結果是良好的。

管德在殲八飛機上的重大貢獻在于：在殲八飛機總體剛度水平低于殲七原準機的情況下，前者最大馬赫數和低空最大速度均高于后者。在他主持氣動彈性專業研究期間，沈陽飛機設計所的氣動彈性專業，始終處于全行業的領先水平。他主持的《高速殲擊機的氣動彈性分析》，獲1978年全國科學大會獎。殲八飛機榮獲國家科技進步特等獎，他是主要獲獎人之一。《航空結構分析系統》獲國家科技進步二等獎，他是受獎者之一。

管先生不但是一位優秀的飛機設計師，同時也是一位出色的系統工程管理者和實踐者。1982年他調到沈陽飛機工業公司任總工程師、副經理，在主持殲八II飛機研制上做出了重大貢獻。

關于殲-8B和改型的照片不少，這里有一張比較罕見的殲-8早期的照片對比

殲八II是在殲八原型機上改進發展的新機種，改進的重點是武器、火力控制系統、機載電子設備和動力裝置。飛機變機頭過氣為兩側進氣，全機更改率達70%以上。飛機具有全天候攔射能力兼有對地攻擊能力，實際上殲八II是一個全新的機種。

對這種重大改進的新飛機，在航空工業部副部長、型號研制總指揮何文治的領導下，實行了系統工程管理，推行了技術、經濟、進度三座標論和技術。經濟、進度、質量四座標管理。而飛機研制中的負責人，何文治歸納為“唐管顧顧”，即沈飛公司經理唐乾三，副經理、現場總指揮管德，總設計師顧誦芬，總工程師顧元杰。管先生身兼數職：型號研制現場總指揮、型號副總設計師、試飛領導小組組長。在他們和有關部門領導互相配合下，使殲八II飛機從設計開始，三年半首飛；從設計部門發結構圖開始，一年零五個月首飛；首飛之后，一百天完成不帶外掛物的調整試飛。在殲八II飛機研制上，管先生榮立航空工業新機首飛一等功。

1985年以后，先生雖然離開了飛機設計工作，但他仍然舍不得氣動彈性專業。他開始兼任北京航空航天大學教授、博士生導師，并在那時寫出了《非定?？諝鈩恿Α芬粫?，主編了《飛機氣動彈性力學手冊》，帶出了五位氣動彈性專業的博士，和他們完成了采用分布式壓電驅動器的顫振主動抑制風洞試驗。

管先生常年堅持親手記載，從1950年到2000年間，國內外有關飛機氣動彈性技術文獻的目錄還依舊保存。早期的筆記，頁面已經泛黃，但蒼勁的字跡清晰如昔。五十年間，不管人事變遷，職務調動，管先生堅持記載從不間斷，這種精神實為難得。先生說，飛機氣動彈性專業是他畢生從事的事業，他與它形影不離。

1991年，管先生因病動了手術，手術后還堅持工作，直到1993年底離開領導崗位。此后，管德先生繼續在北京航空航天大學任兼職教授、博士生導師，進行他所鐘愛的氣動彈性研究。1994年管先生被選為中國工程院院士。他還是第八、九屆全國政協委員，中國航空學會第四、五、六屆理事會副理事長。今天，年近耄耋的管先生，依然辛勤耕耘在中國飛機氣動彈性這片熱土上，為中國航空事業奉獻著畢生精力。

后記

作為中國氣動彈性力學的專家，管先生長期從事著飛機設計中的氣動彈性研究工作。他不僅主持建立了我國第一套用于超聲速殲擊機設計的氣動彈性計算和試驗方法，并應用于殲八及殲八II飛機的設計。最為重要的是先生在擔任殲八II飛機研制現場總指揮期間，他采用的系統工程方法，使殲八II飛機的首飛時間大大提前?？墒敲鎸@些成就先生卻很平和、淡然。在采訪過程中，管先生平易近人的態度和嚴謹的工作作風一直深深地觸動著我們，同時也讓我們深深感受到中國老一代航空人為我國航空事業發展而奮斗的艱辛歷程。生活之余管先生堅持書寫小楷，修身養性，先生與夫人相互攙扶已走過金婚，其實，人生還有什么比這更珍貴的呢？五十年相濡以沫，執子手，風雨同舟。

中國空軍部隊殲八II戰機升空

飛機結構具有無限個自由度，由力學特性很不相同的各種構件組成，而且還有許多不連續的區域。

要對結構進行計算分析，必須首先將真實結構簡化成有限自由度的計算模型。這種簡化過程通常稱為結構模型化。

結構模型化有各種方法。目前使用最多的是有限元素法，就是將結構離散化為有限個結點和連接這些結點的有限個元素。這是一個相當復雜的過程。

結構模型化合理與否，直接影響分析工作量和結果的精度，甚至影響分析的成敗。結構模型化的原則是，在滿足精度要求的前提下，盡量使模型簡化，以減小分析工作量。

結構模型化必須抓住的主要矛盾即分清主要因素和次要因素，區別對待，確定必須進行詳細分析和可以從簡的部件（或部位）。例如，分析機翼的振動特性時，機翼結構就應該進行詳細的模擬，而機身、垂直尾翼和水平尾冀的結構就可以進行較大的簡化。

結構模型化的方法與分析目的有關。用于靜力分析的結構有限元模型（簡稱靜力模型）和用于氣動彈性分析的結構有限元模型（簡稱氣動彈性模型）主要有以下差異：

(1)靜力分析的嚴重情況是大載荷情況，對于受壓部件，必須考慮失穩問題。氣動彈性分析的臨界情況一般是非高載情況下的微幅振動，因而可以不考慮受壓部件的失穩問題。

(2)氣動彈性分析著眼于飛機的總體特性，而不是結構的細節特性。

因而氣動彈性模型可以在靜力模型的基礎上進行簡化。但隨著計算能力的提高，有時會認為，新建立一個氣功彈性模型還不如直接用靜力模型節省人力，所以有時并不進行大的簡化。一般來說，對于小展弦比翼面，氣動彈性模型和靜力模型比較接近；而對于大展弦比翼面，氣動彈性分析往往采用單梁模型，它和靜力模型迥然不同。

在氣動彈性分析中，靜氣動彈性分析和動氣動彈性分析所用的結構模型一般是大體相同的。靜氣動彈性分析模型可以略為簡化。動氣動彈性分析中要考慮慣性特性，包括燃油的慣性特性以及隨頻率變化的環節，如伺服系統。本章的討論主要針對動氣動彈性分析模型。

結構離散化有兩種方法：第一種是直接將結構根據其特點分解成桿元、梁元、鈑元、彈簧元以及剛性元等。這些元素的參數可以直接根據結構圖紙計算，但所生成的模型，自由度往往較高。當然這種離散化模型也可以有相當大的差別，可以詳細到每個結構件都對應一個元素，也可以簡化，把幾個縱向構件（如桁條）或橫向構件（如肋）合并為一個元素。第二種方法是先將結構簡化為一維或二維彈性體，如梁、梁架、鈑等，再分別分解成若干梁元、桿元、鈑元等。這樣生成的模型自由度較前者為低。但元素參數需根據真實結構的特性進行細致的當量化處理。為了驗證簡化的合理性，最好將模型的若干結點處的柔度影響系數或剛度影響系數與原結構進行對比，對模型及其元素的參數進行必要的調整。

飛機結構固有動力特性計算的基本內容是，選用適當的方法，通過數值計算，獲得滿足工程應用精確度要求的前若干階固有頻率和相應固有模態的近似解。本章簡要介紹針對飛機結構特點，便于在數字式電子計算機上實現，所歸結的線性代數特征值問題已有可靠的數值計算方法，保證不遺漏特征解，在飛機研制中應用較廣的結構固有動力特性計算方法。

飛機結構固有動力特性計算，主要采用的方法是數值求解以積分方程形式表達的或者基于能量原理建立的運動方程。柔度影響系數方法應用影響函數的概念，建立積分方程形式的運動方程，用配置法將積分方程離散化，佐以其它近似處理，化為矩陣標準特征值問題。該方法將邊界條件體現在影響函數中，包含在運動方程內，無需單獨處理。在需要同時計算固有動力特性，分析靜變形，例如進行靜氣動彈性分析時，采用這種方法比較方便。但是，計算復雜結構飾的柔度影響系數相當困難，限制了該方法的應用范圍。柔度影響系數方法的另一缺點是所歸結的動力矩陣不對稱。

假設模態方法、有限元方法和動態子結構方法均構造近似描述全結構固有模態的基底，將連續的結構離散化為有限自由度系純，基于能量原理導出運動方程，最后歸結為求解實對稱矩陣的線性廣義特征值問題。它們具有能量法只從結構的總體能量狀態研究運動狀態，不必分析內部具體的慣性力，適應性強的優點，便于統一處理剛體件、彈簧件和連續彈性體的各種組合。

假設模態方法構造假設模態集作為綜合全結構固有模態的基底。假設模態集由滿足全結構的幾何邊界條件，線性獨立且完備的假設函數（容許函數）或假設列陣（容許向量）或兩者的組合構成。在易于構造上述假設模態的場合，采用該方法可選取較其它方法少的自由度，求解規模較小的特征問題，以同樣的精確度和少得多的計算量提取同階次的固有模態。

位移法有限元方法通常簡稱為有限元方法，是經典假設模態方法的推廣。該方法原則上可處理任何復雜的幾何外形和邊界條件，精確度可根據需要通過細化有限元的劃分得到改善，因而適應性很強。有限元方法所歸結的特征值問題規模往往很大，需要用專門發展的高效數值方法求解或者采取降階措施減縮其規模。

動態子結構方法將復雜的結構化整為零，修改為彼此獨立的若干子結構，分別進行固有動力特性計算，利用各子結構的固有動力特性信息構造綜合全結構固有模態的基底，再將經修的結構復原，計算其固有的動力特性。該方法有三個優點。

第一，將求解大型矩陣特征值問題化為求解若干個小型矩陣特征值問題，顯著減少了計算量。第二，修改飛機某部件的參數時，不必重新計算其余部件的固有動力特性。當某一部件的參數需根據全機固有動力特性確定時，這一優點更有價值。第三，可以采用不同來源的部件固有動力特性信息計算全機固有動力特性。便于使用試驗得到的不易計算的復雜部件的結構固有動力特性。

結構固有動力特性計算通常歸結為求解線性代數特征值問題的特征值和特征向量，常涉及對各種線性約束的處理。本章也簡單介紹了飛機結構固有動力特性計算中常用的求解矩陣特征值問題和齊次線代數方程組的數值方法。